3. 3. Коэффициент подъёмной силы на взлётном режиме

Если с_y  c_{y max}  1,2; то для обеспечения взлёта самолёта крыло должно быть механизировано.

Примечание: составляющая тяги не учитывается, так как  = 10…15⁰; принимаем скорость отрыва v_отр = 300 км/ч = 83 м/с, а плотность воздуха  = 1,112 кг/м³.

3. 4. Рекомендации по механизации крыла

Элементы механизации	Угол установки	Прирост сy
Щиток	55	0,9…1,0
Закрылок	60	0,85…1,0
Двухщелевой закрылок	30	1,5…1,7
Отклоняющийся носок	20	0,4…0,5
Предкрылок	---	0,3…0,4

Рис. 3. 1. Конструктивная схема проектируемого самолёта

4. Сведения из теории

Геометрия крыла характеризуется формой профиля, видами крыла в плане и спереди.

П рофиль крыла – форма сечения, полученная от пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолёта.

Первоначально использовались выпукло – вогнутые (1), плоско – выпуклые (2) и двояковыпуклые (3, 4) профили.

Д

Рис. 3. 2. Профили крыла

ля сверхзвуковых самолётов раз-работаны двояковыпуклые симметричные (4) профили с острыми кромками, ромбовидные (7, 8), клиновидные (9, 10, 11).

Крыло тем лучше, чем больше его подъёмная сила и меньше лобовое сопротивление.

Геометрическими характеристиками профиля являются хорда, относительная толщина и относительная выпуклость.

Хорда профиля (в) - отрезки прямой, соединяющей две наиболее удалённые точки передней и задней кромки профиля.

Относительная толщина профиля (с) – отношение максимальной толщины с_max профиля к его хорде в: c = (c_max / в). Она влияет на коэффициент лобового сопротивления.

Для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля уменьшают. При значительном уменьшении снижаются прочностные характеристики, и несущие свойства крыла ухудшаются.

Для дозвуковых самолётов: с = 10 - 18%

Для сверхзвуковых самолётов: с = 2,5 – 5%

Относительная вогнутость профиля (f) - отношение стрелы прогиба средней линии профиля к его хорде.

f = (f_max / в) 100%,

где f_max – стрела прогиба, т.ё. максимальное отклонение средней линии профиля от хорды.

Средняя линия профиля – это геометрическое место точек середин перпендикулярных хорде отрезков между верхними и нижними контурами профиля.

Для современных самолётов относительная вогнутость профиля колеблется от 0 до 4%.

Форма крыла в плане может быть различной.

Д ля полётов на дозвуковой скорости наименьшее индуктив-ное сопротивление создаёт крыло эллип-совидной формы. Но такое крыло сложно в производстве.

Д

Рис. 3. 3. Форма крыла в плане:

1 – прямоугольная; 2 – эллиптическая;

3, 4 – трапециевидная;

5, 6 – стреловидная; 7, 8 – треугольная; 9 – оживальная (готическая)

ля сверхзвуковых самолётов применяют стреловидные, треу-гольные крылья и крылья оживальной формы.

Размах крыла (l) – наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии.

Площадь крыла (S) - площадь его проекции на плоскость хорд.

Удлинение крыла () – это отношение размаха к площади крыла  = l² / S. Для прямоугольного крыла:  = l² / S = l² / l b = l b.

Сужение крыла () – это отношение корневой хорды к длине концевой хорды  = b_корн / b_конц.

Стреловидность крыла – определяется углом стреловидности (), т.е. углом, образуемым при виде крыла сверху перпендикуляром к плоскости симметрии самолёта и линий, соединяющей точки, лежащие на 0,25 b профилей крыла, считая от носка.

Рис. 3. 5. Поперечная стреловидность крыла:

а – положительная; б - отрицательная

Современные самолёты при виде спереди имеют угол, образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоскостью, который называется углом поперечного стреловидности крыла. Этот угол положительный, если концы крыла приподняты, и отрицательны, если концы крыла опущены. Данный параметр влияет на поперечную устойчивость и управляемость самолёта.